JAR-VLA Anex A - Kryteria uproszczone

PARAGRAF 1
JAR-VLA
DODATKI
Dodatek A
Uproszczone kryteria obciążeń projektowych
dla
konwencjonalnych
bardzo
lekkich
samolotów
A1 Ogólne
(a) Kryteria obciążeń projektowych w niniejszym
Dodatku są zatwierdzone jako równoważne
kryteriom w JAR-VLA 321 do 459 niniejszego
dokumentu dla certyfikacji konwencjonalnych
bardzo lekkich samolotów, zdefiniowanych jak w
JAR-VLA 1 i 301(d) oraz ACJ 301(d).
(b) Jeśli nie podano inaczej, terminologie i
symbole w niniejszym Dodatku są takie same jak
odpowiednia terminologia i symbole w JARVLA.
A3 Symbole specjalne
n1
n2
n3
n4
nflap
*VFmin
= dodatni dopuszczalny współczynnik
obciążeń sterowanych samolotu.
= ujemny dopuszczalny współczynnik
obciążeń sterowanych samolotu.
= dodatni współczynnik obciążeń
samolotu
od
podmuchów
dopuszczalnych przy VC.
= ujemny współczynnik obciążeń
samolotu
od
podmuchów
dopuszczalnych przy VD.
= dodatni dopuszczalny współczynnik
obciążeń samolotu z klapami w pełni
wysuniętymi przy VF.
= minimalna projektowa prędkość z
klapami
wysuniętymi
4.98 n1W / s knots
*VAmin = minimalna projektowa
prędkość
manewrowa = 6.79 n1W / s knots
*VCmin = minimalna projektowa prędkość
przelotowa = 7.69 n1W / s knots
*VDmin = minimalna projektowa prędkość
nurkowania = 10.86 n1W / s knots
*Patrz także podpunkt A7(e)(2) niniejszego
Dodatku. (Prędkości w knots, W w
kg, S w m2.)
A7 Obciążenia w locie
(a) Każde obciążenie wlocie może być
rozważane niezależnie od wysokości, oraz z
wyjątkiem
lokalnej struktury podpierającej
elementy masy własnej, należy rozważyć tylko
warunki maksymalnego ciężaru projektowego.
(b) Dla określenia wartości n1, n2, n3 i n4,
odpowiadających
maksymalnym
ciężarom
projektowym w żądanych kategoriach należy
zastosować tabele 1 i 3 oraz rysunek A3
niniejszego Dodatku.
(c) Dla określenia wartości
n3 i
n4
odpowiadających minimalnym ciężarom w locie
w żądanych kategoriach należy zastosować
rysunki A1 i A2 niniejszego Dodatku oraz, jeśli
te współczynniki obciążeń są większe od
współczynników obciążeń przy {maksymalnym}
ciężarze projektowym, to dla struktury
podpierającej należy przeprowadzić dowód dla
wyższych wynikowych współczynników.
(d) Każde określone obciążenie skrzydła i
usterzeń jest niezależne od zakresu położeń
środka ciężkości. Zgłaszający musi jednak
wybrać zakres ś.c., a podstawowa struktura
kadłuba musi być zbadana dla najbardziej
niekorzystnych warunków obciążeń od masy
własnej dla wybranego zakresu ś.c.
(e) Następujące stany obciążeń i załadowań
stanowią minimum, dla którego należy zapewnić
wytrzymałość struktury:
(1)Równowaga
samolotu. Można
przyjąć iż aerodynamiczne obciążenia skrzydła
działają prostopadle do względnego ruchu
powietrza, oraz przyjmują wiel
kość równą
1.05 normalnych obciążeń samolotu (określonych
na podstawie podpunktu A9(b) i (c) niniejszego
Dodatku) dla dodatnich warunków lotu, oraz
wielkość równą obciążeniom normalnym dla
warunków ujemnych. Każdy składnik tego
obciążenia skrzydła {działający} stycznie i
prostopadle do cięciwy musi być uwzględniony.
(2)Minimalne projektowe prędkości lotu.
Minimalne projektowe prędkości lotu mogą być
wybrane przez zgłaszającego, z zastrzeżeniem iż
nie mogą być mniejsze niż minimalne prędkości
znalezione z wykorzystaniem Tabeli 3 niniejszego
Dodatku. Ponadto, VCmin nie musi przekraczać
wartości 0.9VH uzyskanej w rzeczywistości na
poziomie morza dla najniższej kategorii
ciężarowej, dla której wystąpiono o certyfikację.
W obliczaniu tych minimalnych prędkości
projektowych n1 nie może być mniejsze niż 3.8.
(3)Współczynnik
obciążeń w locie.
Dopuszczalny współczynnik obciążeń w locie
określony w Tabeli 1 niniejszego Dodatku
odpowiada
stosunkowi
składowej
siły
aerodynamicznej (działającej prostopadle do
przyjętej podłużnej osi samolotu) do ciężaru
samolotu.
Dodatniemu
współczynnikowi
obciążeń
odpowiada
siła aerodynamiczna
działająca do góry, w odniesieniu do samolotu.
1-Dod.A-1
26.4.90
PARAGRAF 1
JAR-VLA
DODATKI
Dodatek A
A9 Warunki lotu
(a) Ogólne. Należy zastosować każdy z warunków
projektowych podpunktów (b) (c) niniejszego punktu dla
zapewnienia dostatecznej wytrzymałości dla każdych warunków
prędkości i współczynnika obciążeń na, lub wewnątrz ograniczeń
krzywej V-n dla samolotu, podobnej do krzywej na rys A3
niniejszego Dodatku. Wykresu tego należy także użyć dla
określenia konstrukcyjnych ograniczeń użytkowych samolotu
określonych jak w JAR-VLA 1501(c) do 1511 i 1519.
(b) Warunki lotu symetrycznego. Samolot należy zaprojektować
dla następujących warunków lotu symetrycznego:
(1)Samolot należy zaprojektować dla co najmniej
czterech podstawowych stanów lotu "A","D","E" I "G" zgodnie z
oznaczeniami na obwiedni obciążeń w locie rysunku A3
niniejszego
Dodatku. Ponadto, zastosowanie znajdują
następujące wymagania:
(i)
Dopuszczalne
projektowe
współczynniki obciążeń odpowiadające
stanowi "D" i "E" wg rysunku A3 muszą
być co najmniej tak duże jak te,
określone w Tabeli 1 i rysunku A3
niniejszego Dodatku, a projektowe
prędkości dla tych stanów muszą być
co najmniej równe VDmin znalezionej zg.
z Tabelą 3 niniejszego Dodatku.
(ii) Dla stanów "A" i "G" wg rysunku
A3 współczynniki obciążeń muszą
odpowiadać tym określonym w Tabeli
1 niniejszego Dodatku, a prędkości
projektowe należy obliczyć używając
tych współczynników obciążeń wraz z
maksymalnym
statycznym
współczynnikiem siły nośnej CNA
określonym przez
zgłaszającego.
Jednak
wobec braku bardziej
precyzyjnych obliczeń,
ten ostatni
warunek może być oparty na wartości
CNA = + 1.35, a prędkość projektowa
dla stanu "A" nie może być mniejsza niż
VAmin.
(iii) Stany "C" i "F" wg rysunku A3
muszą być rozważane tylko jeśli n3 W/S
lub n4 W/S są większe odpowiednio,
od n1 W/S lub n2 W/S niniejszego
Dodatku. Stosowalność rysunków A1 i
A3 dla punktów "C" i "F" ograniczona
jest do skrzydeł o wydłużeniu 7 lub
mniejszym. W innych przypadkach
należy zastosować metodę wg JAR-VLA
341
(2) Jeśli zabudowano klapy lub inne urządzenie
zwiększające nośność, planowane do wykorzystywania przy
względnie niskich prędkościach podejścia, lądowania i startu,
samolot należy zaprojektować dla dwu stanów lotu
odpowiadających wartościom współczynników przy
dopuszczalnym wychyleniu klap w dół określonym w Tabeli 1
niniejszego Dodatku z klapami całkowicie wysuniętymi przy
prędkości nie mniejszej niż projektowa prędkość z klapami
wysuniętymi VFmin z Tabeli 3 niniejszego Dodatku.
(c) Warunki lotu niesymetrycznego. Każdą
odnośną strukturę należy zaprojektować dla
obciążeń niesymetrycznych, jak następuje:
(1)Tylne połączenie kadłub-skrzydła
należy zaprojektować dla krytycznych obciążeń
powierzchni usterzenia pionowego, określonych
zgodnie z z pod punktem A11(c)(1) i (2)
niniejszego Dodatku.
(2)Strukturę skrzydła i jego zawieszenia
należy zaprojektować dla 100% obciążeń stanu
"A" po jednej stronie płaszczyzny symetrii i 70%
po stronie przeciwnej.
(3)Strukturę skrzydła i zawieszenia
skrzydła należy zaprojektować dla obciążeń
wynikających ze złożenia 75% dodatnich
obciążeń sterowanych skrzydła po obu stronach
płaszczyzny symetrii i maksymalnego skręcania
skrzydeł wynikającego z wychylenia lotek.
Wpływ wychylenia lotek na skręcanie skrzydła
przy
VC
lub
VA
przy
zastosowaniu
wwpółczynnika momentu profilu podstawowego
Cmo, zmodyfikowanego na partii rozpiętości
objętej lotką, należy obliczyć w sposób
następujący:
(i)Cm = Cmo + 0.01 δ µ (strona z lotką
do góry) podstawowego profilu skrzydła.
(ii)Cm = Cmo - 0.01 δ d (strona z lotką
w dół) podstawowego profilu skrzydła, gdzie du
jest wychyleniem lotki do góry, a δ d
wychyleniem w dół.
(4) ∆
krytyczne,
będące
δ u + δ u należy obliczyć następująco:
sumą
(i) Obliczyć ∆a i ∆ d z zależnościv
∆ a = a x∆ p , a
vc
∆ b = 0.5
va
x∆ p
vd
gdzie ∆ p = maksymalne, całkowite wychylenie
(suma wychyleń dla lotek) przy
V A, z
wartościami VA, VC i VD opisanymi w
podpunkcie A7(e)(2) niniejszego Dodatku.
(ii) Obliczyć K z zależnościc m 0 − 0.01δ b v d 2
k=
c m 0 − 0.01δ a v c 2
(
)
gdzie δ a jest wychyleniem lotki w dół
odpowiadającym δ a , zaś δ b jest wychyleniem
lotki w dół odpowiadającym δ b wyznaczonym
jak w kroku (i).
(iii) Jeśli K jest mniejsze niż 1.0, δ a
odpowiada ∆ krytyczne i musi być zastosowane
do określenia δ u i δ d . W tym przypadku, VC jest
prędkością krytyczną
która
musi być
zastosowana w obliczaniu obciążeń skrętnych
skrzydła na rozpiętości lotki.
1-Dod.A-2
26.4.90
PARAGRAF 1
JAR-VLA
DODATKI
Dodatek A
A9(c)(4)(ciag dalszy)
(iv) Jeśli K jest równe lub większe niż 1.0,
δ b odpowiada ∆ krytycznemu i musi
być
zastosowane dla określenia δ u i δ d . W tym przypadku
VD jest prędkością krytyczną, która musi być
zastosowana w obliczaniu obciążeń skrętnych skrzydła
na rozpiętości lotki.
(d) Warunki dodatkowe: tylna kratownica nośna;
moment od silnika; obciążenia boczne łoża silnika.
Należy zbadać każdy z następujących, dodatkowych
warunków:
(1)W projektowaniu tylnej kratownicy
nośnej warunki specjalne podane w JAR-VLA 369
mogą być rozważona zamiast stanu "G" wg rysunku A3
niniejszego Dodatku.
(2)Łoże silnika i jego strukturę podpierającą
należy
zaprojektować
dla
maksymalnego
dopuszczalnego
momentu
odpowiadającego
maksymalnej przewidywanej mocy startowej oraz
prędkości śmigła działającym równocześnie z
obciążeniem
dopuszczalnym
wynikającym z
maksymalnego dodatniego współczynnika obciążeń
sterowanych n1. Dopuszczalny moment od silnika
musi być uzyskany przez pomnożenie średniej wartości
momentu przez współczynnik zdefiniowany w JARVLA 361(b).
(3)Łoże silnika i jego strukturę podpierającą
należy zaprojektować dla obciążeń wynikających z
dopuszczalnego współczynnika obciążeń bocznych nie
mniejszego niż 1.47.
A11 Obciążenia powierzchni sterowych
(a) Ogólne. Każde obciążenie powierzchni sterowej
musi być określone przy zastosowaniu kryteriów
podpunktu (b) niniejszego punktu i musi zawierać się w
granicach uproszczonych obciążeń wg podpunktu (c)
niniejszego punktu.
(b) Dopuszczalne siły pilota. W każdym stanie
obciążeń powierzchni sterowej określonym w
podpunktach (c) do (e) niniejszego punktu obciążenia
aerodynamiczne na powierzchniach ruchomych i
odpowiednie wychylenia nie muszą przekraczać tych,
jakie mogą być uzyskane w locie przez zastosowanie
maksymalnych dopuszczalnych sił pilota podanych w
tabeli w JAR-VLA 397(b). Jeśli obciążenia
powierzchni są ograniczone przez te maksymalne
dopuszczalne siły pilota, to klapki wyważenia należy
rozważyć albo jako wychylone do ich maksymalnego
możliwego
przemieszczenia
w
kierunku
wspomagającym pilota, albo wychylenie
musi
odpowiadać maksymalnemu stopniowi "niewyważenia"
oczekiwanemu przy prędkości dla rozważanego stanu.
Jednak obciążenia klapki nie musza przekraczać
wartości podanej w Tabeli 2 niniejszego Dodatku.
A11(ciąg dalszy)
(c) Warunki obciążenia powierzchni. Każdy stan
obciążenia powierzchni musi być zbadany jak
następuje:
(1)Uproszczone
dopuszczalne obciążenia
powierzchni i rozkłady obciążeń dla usterzenia
poziomego i pionowego, lotki, klap skrzydłowych i
klapek wy ważenia określono w Tabeli 2 niniejszego
Dodatku. Jeśli podano więcej niż jeden rozkład, każdy
z nich musi być rozważony. Zastosowanie rysunku A4
ograniczone jest do usterzeń pionowych o
wydłużeniach mniejszych niż 2.5
i
usterzeń
poziomych o wydłużeniach mniejszych niż 5, oraz
współczynnikach objętościowych większych niż 0.4.
(d)
Brzegowe
stateczniki pionowe. Brzegowe
usterzenie pionowe muszą spełniać wymagania JARVLA 445.
(e) Usterzenia "T" i "V". Usterzenia "T" i "V" muszą
spełniać wymagania JAR-VLA 427.
(f) Urządzenia specjalne. Urządzenia
muszą spełniać wymagania JAR-VLA 459.
specjalne
A13 Obciążenia układów sterowania.
(a) Pierwszorzędowe stery i układy sterowania lotem.
Każdy pierwszorzędowy ster i układ sterowania należy
zaprojektować następująco:
(1)Układ sterowania lotem i jego strukturę
podpierającą należy zaprojektować dla obciążeń
odpowiadających 125% obliczeniowych momentów
zawiasowych
ruchomej powierzchni sterowej w
warunkach zalecanych w punkcie A11 niniejszego
Dodatku. Ponadto(i) Obciążenia dopuszczalne układu nie
muszą przekraczać tych, jakie mogą być wywołane
przez pilota i urządzenie automatyczne przy
uruchamianiu sterów; oraz
(ii) Projekt musi zapewniać układ odporny
mechanicznie na warunki użytkowania w tym na
zakleszczanie się, podmuchy na ziemi, kołowanie z
wiatrem, bezwładność sterów i tarcie.
(2)Akceptowalne, maksymalne i minimalne,
dopuszczalne siły pilota dla sterowania
sterem
wysokości, lotką i sterem kierunku wskazano w tabeli,
w JAR-VLA 387(b). Należy przyjąć iż te siły pilota
działają na uchwyty lub okładziny odpowiednich
dźwigni sterowania tak jak to ma miejsce w locie, oraz
że są równoważone w miejscach podłączeń układów
sterowania do naroży powierzchni sterowych.
(b)
Zdwojone
sterowanie.
Jeżeli występuje
sterowanie zdwojone, to układy należy zaprojektować
dla pilotów działających w kierunkach przeciwnych,
stosując 75% wartości obciążeń otrzymanych zgodnie z
podpunktem (a) niniejszego punktu, z wyjątkiem iż
obciążenia od pojedynczego pilota nie mogą być
mniejsze niż minimalne dopuszczalne siły pilota
przedstawione w tabeli, w JAR-VLA 397(b).
1-Dod.A-3
26.4.90
PARAGRAF 1
JAR-VLA
DODATKI
Dodatek A
A13(ciąg dalszy)
(c) Warunki podmuchu na ziemi. Warunki
podmuchu na ziemi muszą spełniać wymagania
JAR-VLA 415.
(d)
Drugorzędowe
układy
sterowania.
Drugorzędowe układy sterowania muszą spełniać
wymagania JAR-VLA 405.
1-Dod.A-4
26.4.90
PARAGRAF 1
JAR-VLA
DODATKI
Dodatek A
1-Dod.A-5
26.4.90
PARAGRAF 1
JAR-VLA
DODATKI
Dodatek A
1-Dod.A-6
26.4.90
PARAGRAF 1
JAR-VLA
DODATKI
Dodatek A
1-Dod.A-7
26.4.90
PARAGRAF 1
JAR-VLA
DODATKI
Dodatek A
CELOWO POZOSTAWIONA PUSTA
1-Dod.A-8
26.4.90